低速增压风洞三点支撑系统的设计和验证

曲明 闫永昌 张连河 毛霄 董国庆 贾明明 王晶

摘要：为提高大展弦比飞机模型和大载荷飞翼类模型风洞试验准度，提高支撑机构纵横向刚度和系统稳定性，有效降低试验模型失速后的抖动和机翼弹性形变，航空工业气动院在FL-9低速增压风洞开展了三点支撑试验系统的研究。以拟进行增压试验的某螺旋桨滑流模型为研究对象，对模型迎角运动机构、风挡逆向运动机构等进行了具体的设计分析及结构优化，按照试验模型姿态角对系统进行了验证。结果表明，该系统角度定位精度高，易于扣除支架干扰，风挡顺气流姿态保持良好，并且具备较高的纵横向刚度，对提高试验精准度有较大帮助。

关键词：三点支撑；精度；准度；风洞试验；机构设计

中图分类号：V211.72文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.09.003

为在风洞中进行大展弦比飞机或飞翼布局飞机的全机测力、测压试验，起落架性能及影响试验和气动布局优化设计试验需要设计有效的支撑变角机构。此类支撑机构要避免支撑形式对于机身或尾部带来不利影响，需要其具备刚度大，稳定性好，易于扣除支架干扰等特点，从而获得准确的试验数据。通过分析，确定采用三点支撑的变角机构形式。

目前，某些欧美国家风洞配备了三点支撑试验系统，图1为法国F1风洞三点支撑系统，两根支杆分别支撑在左右机翼上，第三根支杆支撑在机身尾部，该系统可以实现迎角范围为30°，但是无法实现侧滑角变化[1]，如需实现此功能，当模型偏航时，多个风挡必须一起运动，且与来流方向保持一致[2]。美国最大的风洞，即国家全尺寸空气动力学复合体也具备三点支撑试验能力，是直升机和倾转旋翼机试验研究的首要试验设备[3]。

航空工业气动院在FL-8风洞针对飞翼布局模型进行过三点支撑的初步探索，机构形式如图2所示。该试验本质上仍是叉形腹撑的结构形式，只是通过转接件在模型近场处过渡为三点支撑，试验目的是测量不同空间形状和截面形状三点支撑变风速情况下的纵横向支架干扰特性、风速影响和重复性精度[4]。从结果看，针对某些类型试验，三点支撑具有较大优势，因此本次在低速增压风洞正式开展了三点支撑试验系统的研究，同时吸取了FL-8风洞的试验成果，支杆均采用了正24边形截面形状，以提高精度。

三点支撑结构形式在低速增压风洞中具备以下明显优势：

（1）主支撑点支撑在机翼上，可有效减小试验时模型失速后的抖动和机翼弹性形变，系统刚度较好，能够提高包括失速区在内的试验数据精度。

（2）支撑点远离机身与机翼的整流带和机身腹部的起落架，避免了常规腹撑和尾撑对机身或尾部型面破坏，降低了对船尾形尾部、机身与机翼的整流带和起落架气动特性的影响。

（3）对某些大展弦比长航时无人机、某些特种布局飞机，可避免因其机身内无法放置内式天平而无法进行全机低速高雷诺数试验的问题。

1三点支撑试验系统的设计指标和技术难点

FL-9低速增压风洞三点支撑试验系统设计主要技术指标为：可实现迎角范围-8°～26°；可实现侧滑角范围-16°～ 16°；迎角和侧滑角变化的角速度可达2～3（°）/s；角度精度优于±3′。三點支撑试验系统的技术难点主要体现在以下两个方面：

（1）飞机模型依靠连接于机翼的两个主支杆及连接于后机身的一个尾支杆完成迎角变化，支架干扰量是通过有/无假支杆的两步法来进行扣除[5]，如尾支杆变角后能够保持竖直状态，则易于实现支架干扰扣除，但尾支杆此种状态又较难实现模型迎角变化，如何兼顾模型迎角变化和支架干扰扣除是一个主要技术难点。

（2）该套设备共有6个支杆，位于模型下方的三个支杆用于支撑模型和改变迎角，位于模型上方的三个镜像支杆用于两步法扣除支架干扰。对应于每一个支杆都配备一个风挡，在进行带侧滑角试验时，风挡要始终保持顺气流状态来满足气动研究需要，而风挡和变侧滑角机构连接在一起，如何在变侧滑角机构转动过程中同时维持多个风挡的顺气流状态是一个技术难点。

2三点支撑试验系统的总体方案

三点支撑试验系统主要由迎角运动机构、侧滑角运动机构、风挡逆向运动机构、测力天平、测控系统等部分组成，如图3所示。

迎角运动机构主要由与模型底部连接的三个支杆及电驱动的运动补偿机构组成，用于驱动飞机模型在风洞试验及支架干扰扣除试验中的迎角变化，并自动补偿尾支杆下铰点在变角过程中产生的水平及竖直位移以保证机构具备正确的支架干扰扣除姿态；侧滑角运动机构主要由分别位于风洞上壁及下壁的电驱动的两套齿轮减速装置组成，用于驱动飞机模型在风洞试验及支架干扰扣除试验中的侧滑角变化；风挡逆向运动机构主要由分别位于风洞上壁及下壁的风挡变角平行四边形装置、滚轮轴承及风挡等部分组成，用于保持6组风挡在风洞模型变侧滑角过程中的顺气流状态；测力天平为置于风洞外的外式应变天平，由浮动框、固定框、各方向消扰支杆及高精度传感器组成[6]，用于准确测量模型的气动力。测控系统结构框图如图4所示，主要包括角度控制系统、数据采集系统及数据处理系统。该系统主要由计算机控制，一方面进行迎角和侧滑角姿态控制，另一方面将数据采集系统采集的数据传送到服务器以便处理[7]，测控系统在模型支撑系统现场通过以太网与主控机房的主控计算机以及数据库服务器等联网。

3三点支撑试验系统的关键结构设计

3.1迎角运动机构

飞机模型底部的三个支杆具有支撑模型及改变模型迎角的功能，前方两个主支杆与模型机翼铰接，两个铰接点位置恒定，位于风洞中心轴线上，组成了模型迎角变化的旋转轴。尾支杆上端与模型连接点采用关节轴承连接形式来消除安装误差，该连接点可以绕模型旋转轴进行弧线运动。尾支杆底部通过直线导轨刚性连接于运动补偿机构，运动补偿机构除具备水平位移补偿和竖直位移补偿功能外，还可以绕自身轴线旋转，因此当运动补偿机构驱动尾支杆带动模型产生迎角时，自身多个自由度的平衡可以保证尾支杆在每个试验角度均为竖直状态，如图5所示。其中，A为水平位移补偿机构，B为竖直位移补偿机构。底部三个支杆分别与对应镜像支杆刚性连接，因此6个支杆在模型每个试验角度均可保证为竖直和镜像状态，模型反装后，镜像支杆与模型的位置关系与底部三个支杆一致，因此该系统可以满足支架干扰测量的需求。

3.2风挡逆向运动机构

飞机模型变侧滑角过程中，风挡要始终保持顺气流状态，以满足气动试验需求，这一功能主要通过风挡逆向运动机构的4个回转轴承来实现。4个回转轴承的内圈均固定连接于驱动模型变侧滑角的转盘上，一个位于转盘中心，另外三个回转轴承的外圈刚性连接于风挡底部，因此模型变侧滑角过程中，风挡也绕转盘中心不断变化位置，如图6所示。

中心回转轴承的外圈通过两根钢杆连接于试验装置固定端，另外三个回转轴承的外圈分别通过钢索连接于中心回转轴承的外圈，4个轴承采用同样的尺寸型号，因此每组两根钢索尺寸相等且平行，由于每个风挡底部的回转轴承均与中心回转轴承存在平行四边形效应，所以风挡在绕转盘中心旋转过程中，风挡的方向始终是保持顺气流不变的，满足了气动试验研究需要，如图7所示。

4三点支撑试验系统的静力学分析

风挡翼型为对称翼型，为减轻风挡重量，采取将碳纤维蒙皮粘贴于钢骨架上的结构形式。为防止风挡承受风载后挠度过大，以至于和支杆产生碰触，从而影响测力天平测量模型气动数据的准确性，有必要对风挡进行仿真计算，验证风挡刚度是否满足要求。

风挡采用实体模型，边界条件及加载情况见表1。仿真计算采用Ansys软件，计算结果如图8、图9所示。

由图8可知，此状态下风挡最大应力60.8MPa，远小于碳纤维许用应力，因此强度满足要求。由图9可知，最大位移为0.5mm，小于风挡与支杆表面的间隙，因此刚度满足要求。

5测试结果

根据理论公式计算飞机模型在每个迎角状态对应的尾支杆水平位移补偿量和竖直位移补偿量，见表2，将两组理论位移补偿量拟合后输入控制程序驱动机构运行，将模型迎角实际值与理论值进行比较，两者之差即为试验系统的运行精度。表2中必要参数初始量值如图10所示。

表2中，α为迎角，x为水平补偿位移，lx为模型迎角0°时主支杆铰点及尾支杆铰点之间的水平距离，R为模型迎角0°时主支杆铰点与尾支杆铰点之间的距离，θ为模型迎角0°时主支杆铰点及尾支杆铰点连线与水平面的夹角，y为竖直补偿位移，ly为模型迎角0°时主支杆铰点及尾支杆铰点之间的竖直距离。

验证模型内部设置测量平面，该平面平行于模型水平基准面，风洞中通常使用的迎角测量工具是校准后的倾斜仪，将倾斜仪放置在该平面上即可测量出模型的迎角，目前广泛采用的倾斜仪型号是瑞士WYLERP品牌的CLINO2000型，测量精度达5"，可以满足调试需要。

选取模型迎角4°～16°作为精度测试范围，角度变化间隔为2°。测试结果见表3、表4，结果表明该系统运行稳定，重复性好，角度精度优于±3，可以满足模型支架系统实现试验模型姿态角不得大于3的误差要求[8]。

6结论

通过该研究，在FL-9低速增压风洞建设了一套基于三点支撑结构形式的试验系统。通过研究，可以得到以下结论：

（1）研制的三点支撑试验系统驱动模型迎角运动精度优于±3，满足了开展风洞试验的高精度运行需求。

（2）充分利用机构良好的水平位移补偿和竖直位移补偿拟合能力，用简单操作实现了支架干扰的正确扣除。

（3）本文提出了一种利用平行四边形特性进行风挡逆向运动机构设计的方法，保证了风挡带侧滑角试验时能够始终保持顺气流状态。

（4）该试验系统的成功研发满足了大展弦比飞机或飞翼布局飞机在增压风洞进行起落架性能及影响试验和气动布局优化设计试验需求。

参考文献

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Design and Verification of Three Point Support System for Low Speed Supercharged Wind Tunnel

Qu Ming，Yan Yongchang，Zhang Lianhe，Mao Xiao，Dong Guoqing，Jia Mingming，Wang Jing Key Laboratory of Aeronautical Science and Technology with Low Speed and High Reynolds Number，

AVIC Aerodynamics Research Institute，Harbin 150001，China

Abstract： In order to improve the wind tunnel test accuracy of high aspect ratio aircraft model and high load flying wing model， improve the longitudinal and transverse stiffness and system stability of support mechanism， and effectively reduce the flutter and elastic deformation of wing after stall of test model， AVIC Aerodynamics Research Institute has carried out the research of three point support test system in FL-9 low speed pressurized wind tunnel. Taking a propeller slipstream model for pressurization test as the research object， the angle of attack motion mechanism and windshield reverse motion mechanism of the model are analyzed and optimized. The system is verified according to the attitude angle of the test model. The results show that the system has high angular positioning accuracy， is easy to deduct the support interference， and the windshield downstream attitude maintains well， and it has high longitudinal and transverse stiffness， which is helpful to improve the test accuracy.

Key Words： three points support； precision； accuracy； wind tunnel test； mechanism design